DE3207478A1 - WINCH SHEAR DETECTOR AND WARNING SYSTEM - Google Patents
WINCH SHEAR DETECTOR AND WARNING SYSTEMInfo
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Description
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Patentanwälte Q \ß'\.- l-nj, _G Cl fJt Wja MachPatent Attorneys Q \ ß '\ .- l-nj, _G Cl fJt Wja Mach
Dipl.-lng. 6ünther Koch Dipl.-Phys. Dr.Tino HaibachDipl.-Ing. 6ünther Koch Dipl.-Phys. Dr Tino Haibach
6 Dipl.-lng. Rainer Feldkamp6 Dipl.-Ing. Rainer Feldkamp
Datum: 2. März 1932Date: March 2, 1932
Unser Zeichen: 17 391 - Pk/SaOur reference: 17 391 - Pk / Sa
Anmelder:Applicant:
SPERRY CORPORATION 1290 Avenue of the Americas New York, New York 10104 U.S.A.SPERRY CORPORATION 1290 Avenue of the Americas New York, New York 10104 UNITED STATES.
Titel:Title:
Windscherungs-Detektor- und -WarnsystemWindshear detector and warning system
Priorität:Priority:
239,289
U.S.A.
2. März239.289
United States
2nd March
I98II98I
Die Erfindung bezieht sich allgemein auf Luftfahrzeug-Fluglei stungs- und -Plugeigenschafts-Rechnersysteme und insbesondere auf ein Verfahren sowie ein System zur Lieferung eines Warn- und/oder Flugsteuersignals, das drohende gefährliche Windscherungsbedingungen anzeigt.The invention relates generally to aircraft flight operations stungs- and -plug property computer systems and in particular to a method and a system for delivery a warning and / or flight control signal indicating impending dangerous windshear conditions.
Eine Vindscherung ist ein Vetterzustand, der sich aus einer Änderung der Windgeschwindigkeit und/oder der Sichtung ergibt (wobei diese Änderungen üblicherweise in verschiedenen Höhenlagen auftreten), und die Windscherung stellt hinsichtlich der Luftfahrzeug-Flugbetriebseigenschaften die größte Gefahr während der Landeanflüge entlang vorgegebener Flugwege dar, die durch erdbezogene Bezugsmarken definiert sind. Die Windscherung kann weiterhin während anderer Flugzustände zu Schwierigkeiten führen, beispielsweise beim Start, beim Steigflug, beim Sinkflug und beim Durchstarten, wenn vorgegebene, auf den Boden bezogene Flugbahnen (wie sie beispielsweise durch ein Flugmanagementsystem bestimmt sind) verfolgt werden sollen· Es wurde bereits eine Anzahl von Versuchen und Vorschlägen gemacht, um dem Piloten eines Luftfahrzeuges während eines Landeanfluges eine Warnung vor drohenden Windscherungsbedingungen zu geben. Bei den meisten Lösungen wurden irgendwelche Einrichtungen zur Feststellung von Änderungen der Geschwindigkeit über Grund verwendet, beispielsweise unter Verwendung von bodenseitigen Einrichtungen, wie Entfernungsmeßeinrichtungen (DME) oder unter Verwendung eines Fluggeschwindigkeitswandlers und Messung der Änderungsgeschwindigkeit des Ausgangssignals dieses Wandlers, vergrößert um die Längsbeschleunigung,A vindication is a cousin condition that results from a change in wind speed and / or sighting (these changes usually occurring at different altitudes), and the wind shear poses the greatest hazard along the landing approaches in terms of aircraft flight performance characteristics predefined flight paths, which are defined by earth-related reference marks. The wind shear can continue to cause difficulties during other flight conditions, for example when taking off, when climbing, when descending and when taking off, if specified, on the Ground-related trajectories (as determined, for example, by a flight management system) can be tracked should · A number of attempts and suggestions have already been made to help the pilot of an aircraft give a warning of impending wind shear conditions during a landing approach. Most of the solutions Have any devices been used to detect changes in speed over the ground? for example using ground-side devices such as distance measuring devices (DME) or using an airspeed transducer and measuring the rate of change of the output signal this converter, enlarged by the longitudinal acceleration,
3207473 -V-3207473 -V-
um eine auf den Boden bezogene Trägheitskomponente zu gewinnen. Bei anderen Vorschlägen wurden zusätzlich Vertikalbeschleunigungsmesser verwendet, um ein Maß der Vertikalbewegung des Luftfahrzeuges zu erzielen, die durch die Wirkungen der Windscherung hervorgerufen wurde. Entsprechend wurde bei den bekannten Windscherungs-Detektor- und -Warnsystemen ein direktes Maß der Geschwindigkeit über Grund anhand einer bodenseitigen Bezugseinrichtung gewonnen, oder die bekannten Systeme beruhten auf einem Flügge schwindigkeitsmeßfühler als primäre Windscherungs-Informationsquelle. Die vorstehend beschriebenen Techniken sind im allgemeinen direkte oder grobe Lösungen, die als selbständige Systeme eine Feststellung von und eine Warnung vor Windscherungsbedingungen liefern sollen.to gain a ground-related component of inertia. Other proposals have additionally used vertical accelerometers to provide a measure of vertical movement of the aircraft caused by the effects of wind shear. Corresponding became a direct measure of the speed with the known wind shear detector and warning systems Reason obtained using a reference device on the ground, or the known systems were based on a wing speed sensor as the primary windshear information source. The techniques described above are generally straightforward or crude solutions, presented as Standalone systems are designed to provide a detection and warning of wind shear conditions.
Entsprechend einem Grundgedanken der Erfindung umfaßt ein Verfahren zur Bestimmung der Größe eines Windscherungszustandes, der auf ein im Fluge befindliches Luftfahrzeug einwirkt, die folgenden Schritte:According to a basic idea of the invention, a method for determining the magnitude of a wind shear condition comprises acting on an aircraft in flight, the following steps:
a) die Ermittlung eines Gleichgewichtes zwischen dem Verhältnis des Luftfahrzeugschubes abzüglich des Widerstandes zum Gesamtgewicht und dem potentiellen Flugwegwinkel des Luftfahrzeuges aus der gesamten reversiblen Energie, die in dem Luftfahrzeug unter sich nicht ändernden Windbedingungen enthalten ist, unda) the determination of a balance between the ratio of the aircraft thrust minus the Resistance to the total weight and the potential flight path angle of the aircraft from the total reversible energy contained in the aircraft under unchanging wind conditions, and
b) die darauffolgende Bestimmung der Vergrößerung oder Verkleinerung der gesamten reversiblen, in dem Luftfahrzeug enthaltenen Energie, die durch sich ändernde Windbedingungen hervorgerufen wird, durchb) the subsequent determination of the enlargement or reduction of the total reversible, in which Energy contained in the aircraft caused by changing wind conditions
3 32Ö74783 32Ö7478
Feststellung irgendeiner Änderung dieses Gleichgewichts. Noting any change in this balance.
Entsprechend einem weiteren Grundgedanken der Erfindung umfaßt eine Einrichtung zur Peststellung der Größe eines Windscherungszustandes, der auf ein im Fluge befindliches Luftfahrzeug einwirkt, auf den Schub, den Widerstand und das Gewicht des Luftfahrzeuges ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines ersten Komponentensignals, das dem Verhältnis des Schubes abzüglich des Widerstandes zum Gewicht entspricht, auf die Längs- und Vertikalbeschleunigung des Luftfahrzeuges und eine Funktion des Anstellwinkels des Luftfahrzeuges ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines zweiten Komponentensignals, das dem potentiellen Flugwegwinkel des Luftfahrzeuges entspricht, und Einrichtungen zur Kombination der ersten und zweiten Komponentensignale in einer derartigen Weise, daß sich ein resultierendes Signal ergibt, das irgendeiner Differenz zwischen diesen entspricht.In accordance with another aspect of the invention, means for determining the size of a Wind shear condition acting on an aircraft in flight, thrust, drag and the weight of the aircraft responsive devices for supplying a first component signal that the The ratio of the thrust minus the resistance to the weight corresponds to the longitudinal and vertical acceleration of the aircraft and a function of the angle of attack of the aircraft responding devices for Delivery of a second component signal that corresponds to the potential flight path angle of the aircraft, and means for combining the first and second component signals in such a way that gives a resulting signal corresponding to some difference between them.
Entsprechend einem weiteren Grundgedenken der Erfindung umfaßt eine Einrichtung zur Feststellung des Vorhandenseins einer auf ein im Fluge befindliches Luftfahrzeug einwirkenden Windscherungsbedingung Beschleunigungsmesser einrichtungen zur Lieferung eines zur Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang seiner Längsachse proportionalen ersten Signals und eines zweiten zur Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang seiner Vertikalachse proportionalen Signals, Einrichtungen zur Lieferung eines dritten, zum Anstellwinkel des Luftfahrzeuges proportionalen Signals,Rechnereinrichtungen, die auf die ersten, zweiten und dritten Signale ansprechen und eine Meßkomponente desAccording to another aspect of the invention includes means for determining the presence of an in-flight aircraft acting wind shear condition accelerometer devices for supplying a proportional to the acceleration of the aircraft along its longitudinal axis first signal and a second proportional to the acceleration of the aircraft along its vertical axis Signal, devices for the delivery of a third, proportional to the angle of attack of the aircraft Signal, computing devices based on the first, second and respond to third signals and a measurement component of the
potentiellen Flugwegwinkels des Luftfahrzeuges liefern und die auf die zweiten und dritten Signale ansprechen, um eine Meßkomponente der Widerstandscharakteristik des Luftfahrzeuges zu liefern, Einrichtungen zur Lieferung einer Meßkomponente des Schub-/&ewichts-Verhältnisses des Luftfahrzeuges und Kombinationseinrichtungen, die auf die algebraische Summe aller Meßkomponenten ansprechen, um ein Ausgangssignal zu liefern, das der Größe der auf das Luftfahrzeug einwirkenden Windscherung entspricht .supply potential flight path angle of the aircraft and which respond to the second and third signals, in order to provide a component of measurement of the aircraft resistance characteristics, means for delivery a measuring component of the thrust / weight ratio of the aircraft and combination devices that respond to the algebraic sum of all measurement components, to provide an output signal corresponding to the magnitude of the wind shear applied to the aircraft .
Die vorliegende Erfindung ergibt damit eine grundlegende Lösung für die Feststellung und Anzeige drohender Windscherungszustände und beruht auf den grundlegenden aerodynamischen Eigenschaften eines speziellen, sich im Fluge befindlichen Luftfahrzeuges. Die Erfindung beruht auf der gesamten reversiblen Energie, die in dem Luftfahrzeug zu irgendeinem Zeitpunkt bei dessen Bewegung entlang eines gewünschten oder vorgegebenen Flugweges enthalten ist, und sie ist insbesondere dann wertvoll, wenn sich das Luftfahrzeug entlang eines vorgegebenen Anflugweges zu einer Landebahn bewegt, wobei in diesem Flugzustand unerwartete schwere Windscherungswirkungen verheerende Folgen haben können. Die in einem Luftfahrzeug enthaltene reversible Energie ist die Summe aus der potentiellen Energie und der kinetischen Energie des Luftfahrzeuges. Die Inderungsgeschwindigkeit dieser Gesamtenergie pro Einheit des Luftfahrzeuggewichtes dividiert durch die Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges bestimmt die Eigenschaften der Flugbahn, entlang der sich das Luftfahrzeug bewegt, d. h. den potentiellen Flugwegwinkel des Luftfahrzeuges. Die Quellen der reversiblen LeistungszufuhrThe present invention thus provides a fundamental solution for the detection and indication of threatening wind shear conditions and relies on the basic aerodynamic properties of a special, in flight existing aircraft. The invention relies on the total reversible energy that is in the aircraft any point in time in the movement of which along a desired or specified flight path is included, and it is particularly valuable when the aircraft is approaching along a predetermined approach path moves on a runway, with unexpected severe wind shear effects devastating in this flight condition can have. The reversible energy contained in an aircraft is the sum of the potential Energy and the kinetic energy of the aircraft. The rate of change of this total energy per The unit of the aircraft weight divided by the speed of the aircraft determines the properties the trajectory along which the aircraft is moving, d. H. the potential flight path angle of the aircraft. The sources of reversible power delivery
o - 3207473o - 3207473
oder -abgabe zum oder vom Luftfahrzeug sind folgende:or delivery to or from the aircraft are the following:
a) das Produkt der Differenz zwischen dem Schub und dem Widerstand, multipliziert mit der Geschwindigkeit, unda) the product of the difference between the thrust and the Resistance, multiplied by speed, and
b) Windänderungen. Bei Windänderungen von Null stehen das Verhältnis des Schubes abzüglich des Widerstandes zum Luftfahrzeuggewicht und der potentielle Flugwegwinkel im Gleichgewicht. Wenn jedoch irgendwelche Windänderungen auf das Luftfahrzeug einwirken, so ist diese Energiegleichung nicht mehr im Gleichgewicht. Das erfindungsgemäße Windscherungs-Detektor- und Warn-Rechnersystem mißt in wirksamer Weise dieses Energie-Ungleichgewicht und liefert eine Warnung, die von der Größe dieses Ungleichgewichtes abhängt, d. h. das System liefert eine Anzeige von bevorstehenden, möglicherweise gefährlichen Windscherungsbedingungen.b) Wind changes. If the wind changes from zero, the ratio of the thrust minus the resistance to the Aircraft weight and potential flight path angle in equilibrium. However, if any wind changes act on the aircraft, this energy equation is no longer in equilibrium. The inventive Windshear detector and warning computer system effectively measures this energy imbalance and provides a warning of the magnitude of this imbalance depends, d. H. the system provides an indication of impending, possibly dangerous Windshear conditions.
Die Erfindung wird im folgenden anhand von in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispielen noch näher erläutert. The invention is illustrated below with reference to in the drawing illustrated embodiments explained in more detail.
Zn der Zeichnung zeigen:Zn the drawing show:
Fig. 1a und 1b zusammen ein Blockschaltbild des Systems, 1a and 1b together are a block diagram of the system,
Fig. 2 ein Diagramm der wirksamen Kräfte an einem Luftfahrzeug in dessen Längsebene, sowie die resultierende Luftbahn des Luftfahrzeuges, woljei diese Darstellung zum Verständnis und zur Ableitung bestimmter Beziehungen zweckmäßig ist,2 shows a diagram of the effective forces on an aircraft in its longitudinal plane, as well as the resulting air path of the aircraft, want this representation for understanding and for Deriving certain relationships is appropriate,
Fig. 3 ein Nomogramm, das die Ableitung der vom Anstellwinkel abhängigen Funktion nach Fig. 4- erläutert. Fig. 3 is a nomogram showing the derivation of the angle of attack dependent function according to Fig. 4- explained.
Obwohl die vorliegende Erfindung in Form eines selbständigen Systems auf der Grundlage eines Analog- oder Digitalrechners ausgeführt werden kann, ist es zweckmäßig, dieses System in das gesamte digitale rechnergestützte Luftfahrzeug-Flugleistungs- und/oder -Flugmanagement-System einzufügen, um den gesamten vertikalen Flugwegprofilverlauf des Luftfahrzeuges in der wirtschaftlichsten und sichersten Weise zu steuern oder zu regeln. Wenn das erfindungsgemäße System in ein derartiges Gesamtsystem eingefügt wird, so können viele gemeinsame erforderliche Systemeingangssignale sowie viele gemeinsame Flugparameter und aerodynamische Parameter eines bestimmten Luftfahrzeugtyps ausgenutzt werden, die in der Gesamtrechner-Speicherdatenbasis eingefügt sind.Although the present invention is in the form of a stand-alone system based on an analog or digital computer can be carried out, it is expedient to use this system in the entire digital computer-aided Aircraft flight performance and / or flight management system to insert the entire vertical flight path profile of the aircraft in the most economical and safest way to control or regulate. When the system according to the invention in such an overall system is inserted, it can have many common required system input signals as well as many common flight parameters and aerodynamic parameters of a specific aircraft type are used, which are stored in the overall computer memory database are inserted.
Vor der Erläuterung einer bevorzugten Ausführungsform des Windscherungs-Detektor- und -Warnsystems sollen die grundlegenden mathematischen Beziehungen erläutert werden, auf denen die Erfindung beruht.Before explaining a preferred embodiment of the Windshear detector and warning system should explain the basic mathematical relationships, on which the invention is based.
Die reversible Energie, die in einem Luftfahrzeug enthalten ist, ist die Summe der potentiellen Energie und der kinetischen Energie des Luftfahrzeuges:The reversible energy contained in an aircraft is the sum of the potential energy and the kinetic energy of the aircraft:
E = Wh + ^ mV2 (1),E = Wh + ^ mV 2 (1),
fifi
32074733207473
worin "bedeuten:where "mean:
Έ = die gesamte reversible EnergieΈ = the total reversible energy
V » das Luftfahrzeuggewicht
h = die LuftfahrzeughöheV »the weight of the aircraft
h = the aircraft altitude
m = die Luftfahrzeugmassem = the aircraft mass
V = die Luftfahrzeuggeschwindigkeit.V = the aircraft speed.
Diese Gleichung kann wie folgt vereinfacht werden:This equation can be simplified as follows:
Die Änderungsgeschwindigkeit des reversiblen Energieinhaltes, d. h. der Leistung pro Einheit des Gewichts, ist:The rate of change of the reversible energy content, i.e. H. the power per unit of weight, is:
Weil sin y = γ ist, worin y der Flugwegwinkel des Luft fahrzeuges ist, ist:Because sin y = γ , where y is the flight path angle of the aircraft, is:
Es gibt zwei Quellen der Zufuhr oder Abfuhr von reversibler Leistung an und von dem Luftfahrzeug:There are two sources of reversible power input or output to and from the aircraft:
a) (T - D)V, worin T = Schub und D = Widerstand sind,a) (T - D) V, where T = thrust and D = drag are,
6- 3207473 6- 3207473
b) Windänderungen.b) Wind changes.
T—D
Das Gleichgewicht zwischen -ττ- und dem potentiellen
Flugwegwinkel (sin y + ^ ) wird in der folgenden Weise
abgeleitet, wobei auf die Fig. 2 Bezug genommen wird. Aus diesem Diagramm der auf ein sich im Fluge befindliches
Luftfahrzeug einwirkenden Kräfte ist zu erkennen, daß:T-D
The balance between -ττ- and the potential flight path angle (sin y + ^) is derived in the following manner with reference to FIG. From this diagram of the forces acting on an aircraft in flight it can be seen that:
T cos α - D - W siny = ^ V (5) T cos α - D - W siny = ^ V (5)
oder = -- (χ* cos cL - Sf sin d.)or = - (χ * cos cL - Sf sin d.)
ist, worin χ" und *z* die tatsächlichen Beschleunigungskomponenten entlang der x- und z-Achsen des Luftfahrzeuges sind. An den x- und z-Achsen befestigte Beschleunigungsmesser messen diese Komponenten unter Vermischung mit den Komponenten des Schwerkraftfeldes der Erde, nämlich g· sin i5 und g«cos U cos y, worin o9 der Nickwinkel und y der Hollwinkel ist.is where χ "and * z * are the actual acceleration components are along the x and z axes of the aircraft. Accelerometers attached to the x and z axes measure these components while mixing with the components of the earth's gravity field, namely g · sin i5 and g «cos U cos y, where o9 is the pitch angle and y the Hollwinkel is.
Daraus folgt:It follows:
*x*= a^ - g»sin τ9
*z*= a - cos u cos ψ. * x * = a ^ - g »sin τ9
* z * = a - cos u cos ψ.
Der Flugwegwinkel (y) steht mit dem Anstellwinkel (α), dem Nickwinkel (d) und dem Rollwinkel (*p) durch die folgende gut bekannte Gleichung in Beziehung:The flight path angle (y) is related to the angle of attack (α), the pitch angle (d) and the roll angle (* p) by the following well-known equation:
4ί4ί
-y,- 3207473 -y, - 3207473
sin γ = cos d- sin i3 - sin et cos ψ cossin γ = cos d- sin i3 - sin et cos ψ cos
Weil c*. normalerweise ein relativ kleiner Winkel ist, kann angenommen werden, daß cos Q- angenähert gleich 1 ist. Die Gleichung (5) kann daher wie folgt umgeschrieben werden:Because c *. is usually a relatively small angle can it can be assumed that cos Q- is approximately equal to 1. Equation (5) can therefore be rewritten as follows:
^g^ = I + sin f = -f - -^ sin <L (6)^ g ^ = I + sin f = -f - - ^ sin <L (6)
(ohne Windänderungen).(without wind changes).
Wenn die linke Seite dieser Gleichung nicht gleich der rechten Seite ist, so stellt die Größe der Differenz die Wirkungen von Windänderungen dar. Es kann daher eine Funktion Λ definiert werden, die dieses Ungleichgewicht ausdrückt. Damit ist:If the left hand side of this equation is not equal to the right hand side, the magnitude of the difference represents the effects of wind changes. A function Λ can therefore be defined which expresses this imbalance. So is:
T + ~s sincL (7)· T + ~ s sincL (7)
Diese die mathematische Grundlage der vorliegenden Erfindung darstellende Gleichung kann gerätemäßig unter Verwendung von sich an Bord befindlichen Meßfühlern für den Schub, den Widerstand, das Gewicht, die Vertikal- und Längsbeschleunigung und den Anstellwinkel ausgeführt werden und die hierbei erforderlichen Berechnungen können von einem Analog- oder Digitalrechner ausgeführt werden, um ein Maß Δ der Größe der Windscherung abzuleiten. Während die Ausdrücke (D, W, a^, az und sin cn ohne weiteres mit Hilfe von Meßfühlern ableitbar sind, kann der Widerstandsausdruck D nicht ohne weiteres direkt gemessen werden. Dieser Ausdruck der grundlegenden Gleichung (7) kannThis equation, which is the mathematical basis of the present invention, can be implemented in apparatus using on-board sensors for thrust, drag, weight, vertical and longitudinal acceleration and angle of attack, and the calculations involved can be performed by an analog or Digital computers are run to derive a measure Δ of the magnitude of the wind shear. While the terms (D, W, a ^, a z and sin cn can be readily derived with the aid of probes, the resistance term D cannot be readily measured directly. This expression of the basic equation (7) can
durch weitere Analyse der aerodynamischen Eigenschaften des speziellen Luftfahrzeuges abgeleitet werden, in die das System eingebaut ist (wobei diese Eigenschaften von dem Hersteller des Luftfahrzeuges erhalten werden können) .can be derived by further analysis of the aerodynamic properties of the specific aircraft into which the system is built in (these properties can be obtained from the aircraft manufacturer) .
D - C33 q S (8).D - C 33 q S (8).
Darin ist: «In it is: "
Cjj = Widerstandskoeffizient des Luftfahrzeuges q β StaudruckCjj = drag coefficient of the aircraft q β dynamic pressure
S a Tragflügelfläche des LuftfahrzeugesS a wing area of the aircraft
L - (2*)V = CL q S (9),L - (2 *) V = C L q S (9),
worin C^ der Auftriebskoeffizient des Luftfahrzeuges ist.where C ^ is the lift coefficient of the aircraft is.
Eine Auflösung der Gleichung (9) nach qS und Einsetzen in die Gleichung (8) ergibt:Solving equation (9) for qS and inserting it into equation (8) gives:
(10).(10).
Wenn diese Definition von D in die grundlegende Gleichung (7) eingesetzt wird und diese Gleichung vereinfacht wird, so ergibt sich eine Gleichung, die ohne weiteres rechnertechnisch ausgeführt werden kann, wie dies weiter unten beschrieben wird:If this definition of D is plugged into the basic equation (7) and this equation is simplified, this results in an equation that can easily be carried out by computer, as described below is described:
1?1?
In Fig. 1 ist ein Blockschaltbild einer bevorzugten Ausfiihrungsform einer Bechnereinrichtung gezeigt, die eine Kombination von miteinander verbundenen diskreten Bauteilelementen umfaßt, die so zusammenwirken, daß sich ein Ausgangssignal ergibt, das die Größe des auf das Luftfahrzeug einwirkenden sich ändernden Windes anzeigt. Außerdem sind weitere Elemente zur Abschätzung der Größe einer derartigen Windscherung relativ zu der vorgesehen, die von einem praktischen Standpunkt aus betrachtet einen drohenden gefährlichen oder vernichtenden Flugzustand darstellt, vor dem der Pilot gewarnt werden sollte. Weiterhin sind Elemente zur automatischen Vorspannung des automatischen Schubleistungs-Steuersystems des Luftfahrzeuges vorgesehen, um die Schubleistungs-Steuerungsaktivität während derartiger turbulenter Flugzustände zu verringern. Die miteinander verbundenen Bauteilelemente können als Teil eines vollständigen Luftfahrzeug-Flugleistungsmanagementsystems ausgeführt sein oder ein selbständiges Windscherungs-Detektor- und -Warnsystem bilden, und in (jeder Form können die Berechnungen und bestimmte davon abhängige Parametererzeugungsfunktionen, die durch diese Elemente definiert sind, entweder durch analoge oder digitale Mechanismen ausgeführt werden.In Fig. 1 is a block diagram of a preferred embodiment a calculator device shown, the one Combination of interconnected discrete component elements, which cooperate so that a Output signal indicative of the magnitude of the changing wind acting on the aircraft. There are also other elements for estimating the size such wind shear relative to that provided from a practical standpoint represents an imminent dangerous or devastating flight condition about which the pilot should be warned. Farther are elements for the automatic pre-tensioning of the automatic thrust control system of the aircraft provided to reduce thrust control activity during such turbulent flight conditions. The interconnected component elements can be implemented as part of a complete aircraft flight performance management system or an independent one Form windshear detector and warning system, and in (any form, the calculations and certain dependent parameter generation functions that are defined by these elements, either by analog or digital mechanisms are executed.
In Fig. 1 sind die Quellen für die verschiedenen Eingangsparameter für das System entlang der linken Seite der Fig. 1a gezeigt, während sich die die Berechnungsfunktionen ausführenden Elemente im Hittelpunkt der kombinierten Fig. 1a und 1b befinden und die Ausgangselemente auf der rechten Seite der Fig. 1b angeordnet sind. Wenn die Berechnungen digital ausgeführt werden sollen, so können die in der Mitte befindlichen Elemente einen !Teil einesIn Fig. 1, the sources for the various input parameters for the system are along the left side of the Fig. 1a shown, while the calculation functions executing elements in the center of the combined Fig. 1a and 1b are and the output elements on the are arranged on the right side of Fig. 1b. If the calculations are to be carried out digitally, so can the elements in the middle are part of a
üblichen programmgesteuerten digitalen Rechners sein, der einen üblichen Eingangs-Ausgangs-Abschnitt, einen Prozessorabschnitt, einen Speicherabschnitt und einen Steuerabschnitt einschließt, die alle ohne weiteres von einem Fachmann auf dem Gebiete von Digitalrechnern anhand der Lehren der vorliegenden Erfindung ausgebildet werden können. Weiterhin kann die Erfindung unter Verwendung üblicher analoger Elemente ausgeführt werden, die die angegebenen arithmetischen Funktionen und bestimmte abhängige Funktionen der Erzeugung von Parametern ausführen.conventional program-controlled digital computer, which has a conventional input-output section, a processor section, includes a storage section and a control section, all of which are readily available from one Those skilled in the digital computing arts can be trained using the teachings of the present invention. Furthermore, the invention can be practiced using conventional analogous elements to those specified perform arithmetic functions and certain dependent functions of generating parameters.
Übliche an dem Luftfahrzeug befestigte Linearbeschleunigungsmesser 10 und 11 zur Messung der Luftfahrzeugbeschleunigungen entlang der Längsachse (x) und der Vertikalachse (z) des Luftfahrzeuges liefern zu a^ bzw. a proportionale elektrische Signale und stellen damit eine Einrichtung zur Lieferung von zur Längs- und Vertikalbeschleunigung des Luftfahrzeuges proportionalen Signalen dar. Ein Landeklappen-Positionsmeßfühler 12, der durch ein oder mehrere Synchros gebildet sein kann, die zur Messung des Landeklappenausschlages angeschaltet sind, liefert ein resultierendes elektrisches Signal, das proportional zur Landeklappenposition ist, so daß dieser Meßfühler eine Einrichtung zur Lieferung eines zur Landeklappenposition proportionalen Signals bildet. Ein Anstellwinkelmeßfühler 13» wie beispielsweise eine übliche Flügelsonde oder eine servobetätigte Luftströmungssonde, ergibt ein Signal, das proportional zum Anstellwinkel des sich im Fluge befindlichen Luftfahrzeuges ist, und dieser Anstellwinkelmeßfühler bildet eine Einrichtung zur Lieferung eines Signals, das proportional zum Anstellwinkel des Luftfahrzeuges ist. Die letzteren beiden SignaleCommon linear accelerometers attached to the aircraft 10 and 11 for measuring the aircraft accelerations along the longitudinal axis (x) and the vertical axis (z) of the aircraft deliver to a ^ or a proportional electrical signals and thus provide a device for the delivery of longitudinal and vertical acceleration of the aircraft is proportional signals. A flap position sensor 12, which by one or more synchros can be formed, which are switched on to measure the flap deflection, provides a resulting electrical signal proportional to the flap position so that it Sensor forms a device for providing a signal proportional to the flap position. An angle of attack sensor 13 »such as a common wing probe or a servo-operated air flow probe, results in a signal that is proportional to the angle of attack of the aircraft in flight, and this Angle of attack sensor provides a means for providing a signal proportional to the angle of attack of the aircraft is. The latter two signals
werden zur Erzeugung von auf den Widerstand und den Auftrieb bezogenen Parametern verwendet, die hiervon abhängen, wie dies noch näher erläutert wird. Wie dies ebenfalls weiter unten noch näher erläutert wird, kann, ein Maß des Schubes eines Turbinenstrahltriebwerkes aus den Parametern des Triebwerkdruckverhältnisses (EPR), der Mach-Zahl und des Staudruckverhältnisses gewonnen werden. Dieses Maß kann außerdem durch Messungen der Gebläsedrehzahl (N^) des Triebwerkes, der Mach-Zahl, des Staudruckverhältnisses und des Lufttemperaturverhältnisses gewonnen werden. Pur ein Luftfahrzeug mit drei Triebwerken liefern in dem dargestellten Ausführungsbeispiel die EPR-Meßfühler 14, 15 und 16 elektrische Signale, die zu dem Druckverhältnis jedes Triebwerkes proportional sind, während ein üblicher Plugdatenrechner 17 elektrische Signale liefert, die zur Mach-Zahl, zur wahren Pluggeschwindigkeit und zur Druckhöhe proportional sind. Es ist für den Fachmann zu erkennen, daß die Schubparameter für Jede Art von Triebwerk geliefert werden können. So kann beispielsweise bei einem Bypass-Triebwerk die Gebläsedrehzahl (N^) anstelle des Druckverhältnisses verwendet werden, während für ein Turboprop-Triebwerk die Turbinenwellendrehzahl und der Propelleranstellwinkel die verwendeten Punktionen bilden können. In Abhängigkeit von der Triebwerksart können auch andere Parameter, die Gesamtlufttemperatur usw., erforderlich sein, um das verwendete Schubsignal zu erzeugen. Bei der in Pig. 1 gezeigten Ausführungsform werden die Signale für das Druckverhältnis, die Mach-Zahl und die Druckhöhe einem Schubrechnerelement 18 zugeführt, das eine Einrichtung zur Lieferung eines zum dem Luftfahrzeug erteilten Schub proportionalen Signals bildet. Dieses Element kann durch einen Schubrechnerare used to generate on drag and buoyancy related parameters are used, which depend on it, as will be explained in more detail. Like this too Will be explained in more detail below, a measure of the thrust of a turbine jet engine from the Parameters of the engine pressure ratio (EPR), the Mach number and the dynamic pressure ratio can be obtained. This measure can also be determined by measuring the fan speed (N ^) of the engine, the Mach number and the dynamic pressure ratio and the air temperature ratio can be obtained. Just an aircraft with three engines deliver in the illustrated embodiment, the EPR sensors 14, 15 and 16 electrical signals to the pressure ratio of each engine are proportional, while a conventional plug data computer 17 electrical signals which are proportional to the Mach number, the true plug speed and the pressure height. It is for those skilled in the art will recognize that the thrust parameters can be provided for any type of engine. For example in the case of a bypass engine, the fan speed (N ^) is used instead of the pressure ratio, while for a turboprop engine the turbine shaft speed and the propeller angle of attack are those used Can form punctures. Depending on the type of engine, other parameters, the total air temperature etc., may be required to generate the thrust signal used. In Pig. 1 embodiment shown the signals for the pressure ratio, the Mach number and the pressure height are sent to a thrust computer element 18, which is a device for supplying a signal proportional to the thrust given to the aircraft forms. This element can be controlled by a thrust calculator
IOIO
gebildet sein, wie er in Fig. 8 der DE-OS 2 808 017 gezeigt ist.be formed as shown in Fig. 8 of DE-OS 2 808 017.
Der Parameter des Gesamtgewichtes des Luftfahrzeuges kann durch ein proportionales elektrisches Signal geliefert werden, das von einem elektrischen Signalgenerator 19 abgeleitet wird, der manuell von dem Piloten entsprechend dem vorhandenen Gesamtgewicht des Luftfahrzeuges eingestellt wird, das üblicherweise der Plugbesatzung aus unabhängigen an Bord befindlichen Datenquellen bekannt ist. Der Gesamtgewichtsparameter des Luftfahrzeuges kann jedoch vorzugsweise kontinuierlich und automatisch von einem Gesamtgewicht-Rechnersystem 20 abgeleitet werden, wie es in der genannten DE-OS 2 808 017 beschrieben ist. Wenn das hier beschriebene Windscberungs-Warnsystem in einem Gesamtflugleistungs-Managementsystem eingefügt ist, so bildet diese Gewichtsparameterberechnung einen Teil dieses Systems und ein zum Gewicht proportionales Signal steht ohne weiteres zur Verfügung. Es sei weiterhin darauf hingewiesen, daß einer der grundlegenden Ausdrücke der vorstehenden Gleichung (7) zur Messung der Windscherung das Schub-/Gewichts-Verhältnis T/W ist und daß die Vorrichtung nach Fig. 4 der obengenannten DE-OS 2 808 ein Maß dieses Verhältnisses oder ein zu diesem Verhältnis proportionales Signal liefert. Entsprechend kann in Fig. 1 die den Gesamtgewichtrechner 20 und den Schubrechner 18 einschließende Einrichtung von der in dieser DE-OS beschriebenen Art sein, wobei ein üblicher Analog- oder Digitalteiler 21, der auf die entsprechenden Ausgangssignale anspricht, eine Einrichtung zur Lieferung eines Signals bildet, das proportional zum Verhältnis des Schubes zum Gewicht des Luftfahrzeuges ist.The parameter of the total weight of the aircraft can be supplied by a proportional electrical signal which is derived from an electrical signal generator 19 which is manually performed by the pilot accordingly the existing total weight of the aircraft is set, which is usually independent of the plug crew data sources on board is known. The total weight parameter of the aircraft can but are preferably derived continuously and automatically from a total weight computer system 20, as described in DE-OS 2 808 017 mentioned. If the wind warning system described here is in is integrated into an overall flight performance management system, so this weight parameter calculation forms part of this system and a signal proportional to the weight is readily available. It should also be noted that one of the basic expressions of the above equation (7) for measuring wind shear is the thrust / weight ratio T / W and that the Device according to FIG. 4 of the above-mentioned DE-OS 2 808 a measure of this ratio or a ratio to this provides a proportional signal. Correspondingly, in FIG. 1 the total weight calculator 20 and the thrust calculator 18 enclosing device of the type described in this DE-OS, with a conventional analog or Digital divider 21 responsive to the respective output signals, means for providing a signal forms, which is proportional to the ratio of the thrust to the weight of the aircraft.
β - 3207473β - 3207473
Sie Beschleunigungsausdrücke der grundlegenden Windscherungs-Meßbeziehung, nämlich der Gleichung (7), erfordern eine Modifikation mit der Erdbeschleunigung g, insbesondere durch Einrichtungen zur Bestimmung der Größe der längs- und Vertikalbeschleunigung des Luftfahrzeuges bezüglich der Erdschwerkraft. Wie dies in Fig. 1 gezeigt ist, umfassen die Einrichtungen zur Durchführung dieser Funktion übliche analoge oder digitale Teilereinrichtungen 22 bzw. 23» die auf die Ausgangssignale des Längsoder x-Achsen-Beschleunigungsmessers 10 und des vertikalen oder z-Achsen-Beschleunigungsmessers 11 und ein festes Signal 24· ansprechen, das proportional zur Größe der Erdschwerkraft ist. Entsprechend bilden der x-Achsen-Beschleunigungsmesser 10, der Teiler 22 und die Quelle für die Schwerkraftskonstante 24· eine Einrichtung zur Lieferung eines Signals, das proportional zur Längsbeschleunigung des Luftfahrzeuges bezüglich des Erdschwerkraftfeldes ist, während der z-Achsen-Beschleunigungsmesser 11, der Teiler 22 und die Quelle für das Schwerkraftsignal 24 eine Einrichtung zur Lieferung eines Signals bilden, das proportional zur Vertikalbeschleunigung des Luftfahrzeuges, dividiert durch die Schwerkraft der Erde,The acceleration expressions of the basic wind shear measurement relationship, namely equation (7), require a modification with the acceleration due to gravity g, in particular by means for determining the magnitude of the longitudinal and vertical acceleration of the aircraft with respect to the earth's gravity. As shown in FIG. 1, the means for performing this function comprise conventional analog or digital dividing means 22 and 23, respectively, which act on the output signals of the longitudinal or x-axis accelerometer 10 and the vertical or z-axis accelerometer 11 and a address fixed signal 24 · which is proportional to the magnitude of the earth's gravity. Correspondingly, the x-axis accelerometer 10, the divider 22 and the source for the gravitational constant 24 form a means for supplying a signal which is proportional to the longitudinal acceleration of the aircraft with respect to the earth's gravity field, while the z-axis accelerometer 11, the divider 22 and the source of the gravity signal 24 form means for providing a signal proportional to the vertical acceleration of the aircraft divided by the earth's gravity,
1Sc az
ist. Diese Signale -—· und -—· sind an den Verbindungen
oder Leitungen 25 und 26 von dien Teilern 22 bzw. 23 dargestellt. 1 Sc a z
is. These signals - · and - · are shown on connections or lines 25 and 26 from dividers 22 and 23, respectively.
0D
Die Beziehung (^p - sin dl) der vorstehenden Gleichung (7) 0 D
The relationship (^ p - sin dl) of the above equation (7)
L
ist eine vorgegebene Funktion des Anstellwinkels und der
Landeklappenposition, und ein zu dem tatsächlichen physikalischen Wert dieser Beziehung proportionales Signal
wird von dem Rechnerelement 30 nach Fig. 1 abgeleitet.L.
is a predetermined function of the angle of attack and the flap position, and a signal proportional to the actual physical value of this relationship is derived from the computer element 30 of FIG.
Die Rechnertechniken zur Ableitung eines Maßes dieses Ausdruckes können ähnlich denen sein, die in der vorstehend genannten DE-OS 2 808 017 beschrieben sind. Fig. 3 ist ein Nomogramm, das zeigt, daß dieser Ausdruck eine Funktion des Anstellwinkels und der Landeklappenposition des Luftfahrzeuges ist, d. h. der rechte Teil der Fig. 3 ist eine Kurvenschar, die die tatsächlichen Werte von C^ für die gleichen Landeklappenwinkeleinstellungen zeigt. Diese Kurven sind von dem Konstrukteur des speziellen Luftfahrzeuges erhältlich. Unter Verwendung der in Fig. 3 gezeigten Daten wird Fig. 4 konstruiert, die den Wert desThe computing techniques used to derive a measure of this Expression can be similar to those described in DE-OS 2 808 017 mentioned above. Fig. 3 is a nomogram showing that this expression is a The function of the angle of attack and the flap position of the aircraft is, d. H. the right part of FIG. 3 is a family of curves showing the actual values of C ^ shows for the same flap angle settings. These curves are from the designer of the special Aircraft available. Using the data shown in Fig. 3, Fig. 4 is constructed showing the value of the
0D
erforderlichen Ausdruckes (■« sin öl) als Funktion des 0 D
required expression (■ «sin oil) as a function of the
0L
Anstellwinkels der Landeklappenposition liefert. Für den Fachmann auf dem Gebiet der Analogrechnertechnologie ist
es verständlich, daß die Werte des erforderlichen, in Fig. 4 gezeigten Ausdruckes für die Landeklappenwinkel
kontinuierlich oder in Einzelschritten mit Hilfe von geeigneten Potentiometer- oder Widerstandsnetzwerken bestimmt
werden können, die entsprechend dem tatsächlichen oder gemessenen Anstellwinkel des Luftfahrzeuges eingestellt
oder ausgewählt werden können. Für den Fachmann auf dem Gebiet der Digitalrechner ist es verständlich,
daß die Erzeugung des Wertes für den gewünschten Ausdruck ohne weiteres dadurch erreicht werden kann, daß die erforderlichen
Werte für die dargestellten Landeklappenwinkel in einem Festwertspeicher (ROM) oder einer anderen
Speichereinrichtung gespeichert werden, wobei der Speicher in üblicher Weise in Abhängigkeit von einer Funktion
des Anstellwinkels adressiert wird. Damit bildet der Rechner 30 eine Einrichtung zur Lieferung eines Signals,
das proportional zu dem Koeffizienten des Widerstands-/- 0 L
The angle of attack of the landing flap position delivers. It will be understood by those skilled in the art of analog computer technology that the values of the required expression shown in FIG of the aircraft can be set or selected. It will be understood by those skilled in the field of digital computers that the generation of the value for the desired expression can readily be achieved by storing the required values for the displayed flap angles in a read-only memory (ROM) or other storage device, with the memory is addressed in the usual way as a function of a function of the angle of attack. The computer 30 thus forms a device for supplying a signal proportional to the coefficient of resistance - / -
Auftriebs-Verhältnisses abzüglich des Sinus des Anstellwinkels des Luftfahrzeuges ist, und dieses Signal ist an der Verbindung oder Leitung 31 nach Fig. 1 dargestellt.Lift ratio minus the sine of the angle of attack of the aircraft, and this signal is shown on connection or line 31 of FIG.
Aus der vorstehenden Beschreibung ist zu erkennen, daß die so weit beschriebenen Elemente der Fig. 1 physikalische Messungen liefern, die proportional zu allen Ausdrucken der Windscherungsgleichung (der vorstehenden Gleichung (7)) sind, so daß es lediglich noch erforderlich ist, diese Messungen entsprechend den arithmetischen Forderungen dieser Gleichung zu kombinieren. Zu diesem Zweck wird die Schub-ZGewichts-Verhältnis-Ausdruckskomponente, die als ein Signal oder als physikalisches Maß an der Verbindung oder Leitung 32 auftritt, einem Eingang eines Summiergliedes 33 zugeführt, während die Signalkomponente oder das physikalische Maß des Längsachsenbe-From the above description it can be seen that the elements of Fig. 1 so far described provide physical measurements proportional to all printouts of the wind shear equation (of the above equation (7)), so it is only necessary is to combine these measurements according to the arithmetic requirements of this equation. To this Purpose is the thrust-Zweight-ratio expression component, which appears as a signal or as a physical measure on the connection or line 32, an input a summing element 33, while the signal component or the physical dimension of the longitudinal axis
a
schleunigungsausdruckes (-~) an der Verbindung oder Leitung
25 einem Eingang eines Summiergliedes 34- zugeführt
wird. Die Signalkomponente oder das physikalische Maß, das den letzten Ausdruck darstellt, wird an der Ausgangsverbindung
35 einer Multipliziereinrichtung 36 geliefert,a
acceleration expression (- ~) at the connection or line 25 is fed to an input of a summing element 34-. The signal component or the physical measure which represents the last expression is supplied to the output connection 35 of a multiplier 36,
der der Vertikalbeschleunigungsausdruck (·—-) an der Verbindung 26 und das Komponentensignal oder Maß, das denthat of the vertical acceleration term (· - -) at the link 26 and the component signal or measure corresponding to the
Wert von (■*?■ - sin et) darstellt, an der Verbindung 31 zu-0L Represents the value of (■ *? ■ - sin et) at junction 31 to- 0 L
geführt wird. Dieses Signal oder Maß wird der Summiereinrichtung 34- zugeführt, in der es mit dem anderen Eingang summiert wird, um das resultierende Maß des physikali-to be led. This signal or measure is fed to the summing device 34- in which it is connected to the other input is added up to the resulting measure of the physical
sehen Wertes von -=r + ~ (rr· - sind) zu liefern. An die-see the value of - = r + ~ (rr · - are) to be delivered. To the-
e 6 Le 6 L ii
ser Stelle der Beschreibung einer bevorzugten? Ausführungsform des Systems sei darauf hingewiesen, daß diethis place describing a preferred? Embodiment of the system it should be noted that the
Widerstandssignalkomponente D der Gleichung (T-D)/W in dem letzteren Ausdruck enthalten ist, d. h.Resistance signal component D of equation (T-D) / W in the latter term is included, d. H.
während die potentielle FlugwegwinkelSignalkomponentewhile the potential flight path angle signal component
az a z
ebenfalls in diesem Ausdruck enthalten ist. Es ist zu erkennen, daß diese Ausdrücke ohne weiteres in kostengünstiger Weise durch elektromechanische oder digitale Ausführungen erzielt werden können, wie dies weiter oben erläutert wurde, daß jedoch auch andere Bechnertechniken von einem Fachmann auf dem Gebiet der Rechnertechnik entwikkelt werden können, um den Ausdruck (T-D)/W und den Ausdruck ρ für den potentiellen Flugwegwinkel getrennt zu erzeugen, auf denen die Gleichung (7) beruht.is also included in this expression. It can be seen that these expressions are readily available in less expensive Way can be achieved by electromechanical or digital designs, as explained above However, other engineering techniques were also used by one skilled in the art of computer engineering can be developed to include the term (T-D) / W and the term To generate ρ separately for the potential flight path angle, on which equation (7) is based.
Die resultierende Signalkomponente oder das Maß an der Leitung oder Verbindung 35 unter Einschluß des Wider-The resulting signal component or the amount of line or connection 35 including the resistor
0D az
Standskomponentensignals Gf=O (~) und die Signalkompo- 0 D a z
Stand component signal Gf = O (~) and the signal component
a a UL s aa U L s
L
nente (--— —- sin cO ,für den potentiellen Flugwegwinkel
wird dem anderen Eingang des Summiergliedes 33 zugeführt, in dem es von dem Maß von ?? subtrahiert wird, so daß der
Ausgang des Summiergliedes 33 ein Signal oder ein physikalisches
Maß νοηΔ, entsprechend der Gleichung (7), d.
h. die Größe der auf das Luftfahrzeug einwirkenden Windscherung, ist. Es ist für den Fachmann zu erkennen, daßL.
nente (--— —- sin cO, for the potential flight path angle is fed to the other input of the summing element 33, in which it is subtracted from the measure of ??, so that the output of the summing element 33 is a signal or a physical measure νοηΔ, is in accordance with equation (7), ie the magnitude of the wind shear acting on the aircraft It can be recognized by the person skilled in the art that
die Reihenfolge, in der die verschiedenen Ausdrücke kombiniert werden, unwesentlich ist.the order in which the various terms are combined is insignificant.
Nachdem ein Maß der Größe der auftretenden Windscherung gewonnen wurde, ist es nun erwünscht, einen Schwellwert festzulegen, der als übermäßig betrachtet wird, d. h. der die Betriebseigenschaften des automatischen Schubleistungs-Steuersystems überschreitet und damit eine Gefahr für die Sicherheit des Luftfahrzeuges darstellt. Ein Beispiel für eine derartige Windscherung kann eine Windscherung von 10 kt pro 100 ft Höhenunterschied sein. Um einen realistischen Schwellwert festzulegen, ist es zweckmäßig, eine Landeanflugsituation zu betrachten, bei der das Luftfahrzeug so gesteuert wird, daß es einem vorgegebenen Landeweg folgt, beispielsweise einem Gleitpfad eines Instrumentenlande syst ems, wobei das automatische Schubleistungs-Steuersystem eine vorgegebene Anflug-Pluggeschwindigkeit aufrechterhält. Es sei darauf hingewiesen, daß bei üblichen automatischen Sehubleistungs-Steuersystemen, wie sie beispielsweise in der DE-OS 2 161 401 beschrieben sind, das Schubleistungs-Servo hauptsächlich entsprechend einem Fluggeschwindigkeitsausdruck und einem Fluggeschwindigkeit sratenausdruck gesteuert wird, von denen der letztere gefilterte Trägheitsausdrücke, wie beispielsweise Längsbeschleunigung, einschließen kann, um das Ansprechverhalten und die Stabilität des Systems zu verbessern. Die Einfügung derartiger Trägheitsausdrücke in das automatische Schubleistungs-Steuersystem neigt Jedoch dazu, daß die Betriebseigenschaften des Systems unter Windscherungsbedingungen beeinträchtigt werden. Beispielsweise kann das Ansprechverhalten des automatischen Schubleistungs-Steuersystems auf eine auftretende Windscherung inHaving a measure of the magnitude of the wind shear that occurs has now been obtained, it is now desirable to set a threshold which is considered excessive, i.e. H. the the operating characteristics of the automatic thrust control system exceeds and thus poses a risk to the safety of the aircraft. An example for such a wind shear, a wind shear of 10 kt per 100 ft height difference can be. To one to set a realistic threshold value, it is advisable to consider a landing approach situation in which the Aircraft is controlled so that it is a given Landing path follows, for example a glide path of an instrument landing syst ems, the automatic thrust control system having a predetermined approach plug speed maintains. It should be noted that in conventional automatic lifting power control systems, as described, for example, in DE-OS 2,161,401 the thrust servo is mainly controlled according to an airspeed term and an airspeed rate term, of which the the latter filtered inertial terms such as Longitudinal acceleration, to improve the response and stability of the system. The insertion of such inertial terms into the However, the automatic thrust control system tends to affect the operating characteristics of the system under windshear conditions be affected. For example, the response of the automatic thrust control system to an occurring wind shear in
der Praxis die Auswirkung der Windscherung auf den Flugweg des Luftfahrzeuges vergrößern, anstatt eine Verbesserung herbeizuführen. Es wurde festgestellt, daß ein gut ausgebildetes automatisches Schubleistungs-Steuersystem bei Windseherungsbedingungen von ungefähr 6 kt pro 100 ft Höhenunterschied oder weniger befriedigende Betriebseigenschaften aufweist. Wenn daher Windscherungen von mehr als 8 kt pro 100 ft Höhenunterschied auftreten, so sollte der Pilot gewarnt werden, damit er die Landung manuell fortsetzen oder einen Durchstartvorgang einleiten kann.in practice, increase the effect of wind shear on the aircraft's flight path, rather than an improvement bring about. It has been found that there is a well-designed automatic thrust control system at wind conditions of approximately 6 kt per 100 ft Has difference in level or less satisfactory operating characteristics. Therefore, if wind shear of If more than 8 kt per 100 ft of altitude difference occur, the pilot should be warned that he is not landing continue manually or initiate a go-around.
Unter Annahme eines Gleitpfad-Anfluges ist der Plugwegwinkel ^ des Luftfahrzeuges gleich dem Gleitpfadwinkel des Instrumentenlandesystems und damit üblicherweise ungefähr -2,87 °. Unter der Annahme einer Windstille oder eines sich nicht ändernden Windzustandes ist der Wert von (T-D)/W derart, daß sich ein potentieller Plugwegwinkel von -arc sin 2,87 ° = -0,05 ergibt. Damit ergibt sich aus der vorstehenden Gleichung (6):Assuming a glide path approach, the plug path angle ^ of the aircraft is equal to the glide path angle of the instrument landing system and thus usually around -2.87 °. Assuming no wind or of a non-changing wind condition, the value of (T-D) / W is such that there is a potential plug path angle from -arc sin 2.87 ° = -0.05 results. This results from the above equation (6):
Tr2 = 0,05 (12).Tr 2 = 0.05 (12).
Bei diesem Plugwegwinkel ist die vertikale Sinkgeschwindigkeit in ft pro see gleich V«sin y-, worin V die wahre Fluggeschwindigkeit ist. Die Zeitdauer für einen Sinkflug um 100 ft beträgt daher ■ ■ Sekunden. Wenn eine Windscherung vorliegt, die in kt pro 100 ft ausgedrückt ist, so ist die Windänderung, ausgedrückt in ft pro Sekunde pro 100 ft gleich dem 1,688-fachen der Windscherung. Daher ist die Beschleunigung entlang des Flugweges, dieAt this plug-travel angle, the vertical rate of descent in ft per see is equal to V «sin y-, where V is the true one Airspeed is. The time for a descent of 100 ft is therefore ■ ■ seconds. When a wind shear that is expressed in kt per 100 ft, the wind change is expressed in ft per second per 100 ft equal to 1.688 times the wind shear. Hence, the acceleration along the flight path is that
4? 32074734? 3207473
sich aus der Energiezufuhr zum Luftfahrzeug aufgrund des sich ändernden Windes ergibt, gleich:results from the energy supply to the aircraft due to the changing wind:
X 1*688 x V sin y χ Windscherung (a-z\ g = 100 χ 32,2 v X0)' X 1 * 688 x V sin y χ wind shear (az \ g = 100 χ 32.2 v X0) '
Es sei bemerkt, daß diese Beschleunigung eine Funktion der wahren Fluggeschwindigkeit V ist. Wenn beispielsweise eine typische Anfluggeschwindigkeit von V = 250 ft/s und sin Ϋ = 0,05 bei einer Windscherung von -8 kt/100 ft angenommen wird, so ist:It should be noted that this acceleration is a function of the true airspeed V. If, for example, a typical approach speed of V = 250 ft / s and sin Ϋ = 0.05 is assumed for a wind shear of -8 kt / 100 ft, then:
Σ 1.688 χ 250 x (-0.05) (-8) n „ = Jjöö χ 32,2 = u'-^Σ 1,688 χ 250 x (-0.05) (-8) n "= Jjöö χ 32.2 = u '- ^
Daraus ergibt sich bei einer Windscherung von -8 kt/100 ft, einer Anfluggeschwindigkeit von 148 kt und einem Gleitpfadwinkel von -2,87 °:This results in a wind shear of -8 kt / 100 ft, an approach speed of 148 kt and a glide path angle from -2.87 °:
- + sin CL = ~ - ~ sin et (15)- + sin CL = ~ - ~ sin et (15)
oder 0,052 - 0,05 = 0,002
und aus den Gleichungen (6), (12) und (15):or 0.052-0.05 = 0.002
and from equations (6), (12) and (15):
Δ= -0,05 - 0,002 = -0,052 (16).Δ = -0.05-0.002 = -0.052 (16).
Bei entgegengesetzten Windscherungsbedingungen, nämlich bei +8 kt/100 ft, würde der Wert der Gleichung (15) gleich -0,102 sein und damit Δ= -0,052.With opposite wind shear conditions, viz at +8 kt / 100 ft, the value of equation (15) would be -0.102 and thus Δ = -0.052.
Bei erneuter Betrachtung der Fig. 1 und nach der Festlegung eines typischen Wertes von A1 oberhalb dessen eine Warnung an den Piloten geliefert werden sollte, ist zu erkennen, daß der Absolutwert von Δ an der Verbindung oder Leitung 40 von einem üblichen Absolutwertdetektor 41 einem üblichen Vergleichernetzwerk 42 zugeführt wird, dem außerdem ein dem Schwellwert von </\ entsprechendes Bezugssignal von einem Bezugssignalgenerator 43 zugeführt wird. Wenn daher der Absolutwert von Δ den Bezugswert von Δüberschreitet, so wird ein Warnsignal von einer Leitung 47 geliefert, das zur Erzeugung einer optischen oder akustischen Warnung vor einer drohenden gefährlichen Windscherungsbedingung verwendet werden kann. Es ist aus der Gleichung (13) zu erkennen, daß die Schwellwertvorspannung eine Funktion der wahren Fluggeschwindigkeit V des Luftfahrzeuges ist, weil der Wert von ,/\, der einer Windscherung von 10 kt/1OO ft entspricht, zunimmt oder abnimmt, wenn die wahre Fluggeschwindigkeit zunimmt oder abnimmt. Zu diesem Zweck wird ein zur wahren Fluggeschwindigkeit V proportionales Signal in üblicher Weise von dem Flugdatenrechner 17 über eine Leitung oder Verbindung 48 an den Schwellwertvorspannungsgenerator 43 geliefert, um diesen Schwellwert als Funktion der wahren Fluggeschwindigkeit zu ändern.Looking again at FIG. 1 and after determining a typical value of A 1 above which a warning should be delivered to the pilot, it can be seen that the absolute value of Δ at the connection or line 40 from a conventional absolute value detector 41 is a conventional one Comparator network 42 is supplied to which a reference signal corresponding to the threshold value of </ \ is also supplied from a reference signal generator 43. Therefore, if the absolute value of Δ exceeds the reference value of Δ, a warning signal is supplied by a line 47 which can be used to generate an optical or acoustic warning of an impending dangerous windshear condition. It can be seen from equation (13) that the threshold bias voltage is a function of the true airspeed V of the aircraft, because the value of / \, which corresponds to a wind shear of 10 kt / 100 ft, increases or decreases when the true Airspeed increases or decreases. For this purpose, a signal proportional to the true airspeed V is supplied in the usual manner from the flight data computer 17 via a line or connection 48 to the threshold value bias generator 43 in order to change this threshold value as a function of the true airspeed.
Das der Größe der Windscherung entsprechende Signal Λ kann weiterhin dem automatischen Schubleistungs-Steuersystem des Luftfahrzeuges über eine übliche Ausblendsehaltung 45 und einen Gleichrichter 46 zugeführt werden. Das resultierende Signal an der Leitung 47 wird in dem automatischen Schubleistungs-Steuersystem dazu verwendet, die nachteiligen Effekte der Trägheitsausdrücke zu kompensieren, die weiter oben beschrieben wurden. The signal Λ corresponding to the magnitude of the wind shear can also be fed to the automatic thrust power control system of the aircraft via a customary blanking post 45 and a rectifier 46. The resulting signal on line 47 is used in the automatic thrust control system to compensate for the adverse effects of the inertia terms described above.
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